Особенности компоновочных и аэродинамических схем летательных аппаратов…
9
ный запас по управлению. В процессе проектирования КР «Метеорит»
это явление оказалось неожиданным, в полной мере с ним справиться
не удалось, что отчасти можно объяснить чрезвычайно быстрыми тем-
пами начальной фазы проектирования и недостаточной эксперименталь-
ной отработкой до начала летных испытаний. Следствием этой частич-
ной неудачи стало снижение скорости, на которой отделялся передний
блок, а также потеря энергии разгона и дальности полета.
Дальнейший разгон до сверхзвуковой скорости и отделение задних
блоков стартово-разгонной ступени
. Проблема здесь в том, что наи-
более надежная с точки зрения обеспечения несоударения кинематиче-
ская схема отделения с разведением блоков в стороны отличалась чрез-
мерными возмущениями маршевой ступени. В результате было принято
решение отказаться от разгона до сверхзвуковой скорости с потерей
дальности полета. Дополнительная проблема возникла при полете в об-
ласти трансзвуковых скоростей. Проблему недостаточности тяги удалось
решить только путем временного форсирования маршевого двигателя.
Вариант авиационного старта связан с решением проблемы на-
дежного и безопасного отделения от самолета с одновременным рас-
крытием крыла и киля
. Для обеспечения устойчивого полета до полного
раскрытия крыла и киля и начала управления элевонами и рулем на-
правления потребовался дополнительный модуль с аэродинамическими
рулями в хвостовой части ракеты. Для авиационного старта чрезвы-
чайно полезным оказался дестабилизатор, который изначально уста-
навливался на оптимальный угол.
Финальное пикирование на цель, завершающее маршевый полет ра-
кеты
, что также сопряжено с большими проблемами управляемости.
Пикирование осуществляется с углом атаки, близким к нулю, что в соот-
ветствии с характеристиками устойчивости (см. рис. 4) требует значи-
тельно большего расхода рулей на балансировку, чем в крейсерском ре-
жиме. Проблема усугубляется тем, что для предотвращения переразгона
при входе в пикирование выключается маршевый двигатель, а это еще
больше увеличивает момент тангажа и загрузку рулей. В то же время
при нарастающем скоростном напоре проявляется нежесткость крыла
и связанное с ним явление статической аэроупругости, когда аэродина-
мический момент отклоненного элевона частично парируется моментом
противоположного знака, который возникает при обтекании дефор
мированного отклонением руля крыла. На рис. 7 показано, как падает
эффективность элевонов при нарастании величины скоростного напора.
И в этом случае спасительным обстоятельством стало наличие дополни-
тельного органа управления — дестабилизатора, установленного на кор-
пусе ракеты и поэтому менее подверженного влиянию аэроупругости.
Отрицательное свойство статической аэроупругости состоит в том, что
